21670

21670

ديناميك همبسته مداري و وضعيت فضاپيما در مسئله سه جرمي محدود شده بيضوي

كارشناسي ارشد

مهندسي فناوري ماهواره

98-99

1398/11/5

دكتر كامران دانشجو

فناوري هاي نوين

در طراحي مدارهاي نوين فضايي از محيط ديناميكي چند‌جرمي استفاده مي‌شود، كه عموماً با درك مسئله سه‌جرمي محدود شده پايه‌گذاري شده‌اند. با توجه به شرايط ديناميكي دقيق‌تر و پيچيده‌تر، طراحان ماموريت‌هاي فضايي مي‌توانند با درك عميق از نحوه‌ي چرخش بدنه فضاپيما، ماموريت‌هاي پيچيده‌تري را طراحي كنند. در اين تحقيق، حركت چرخشي با حركت مداري در مسئله سه‌جرمي محدود شده بيضوي تركيب شده است. در يك مدل ديناميكي بسيار پيچيده، مانند مسئله همبسته مداري و وضعيت سه‌جرمي محدود شده بيضوي، حل‌هاي دوره‌اي، ساختارهاي ديناميكي اساسي را توصيف مي‌كنند. رفتارهاي دوره‌اي بخشي از حركت كلي آشوب‌ناك مسئله هستند كه بر روي يك بازه زماني نامتناهي، كران‌دار مي‌شوند، بدون اينكه نيازي به انتگرال‌گيري در بازه زماني نامتناهي باشد. معادلات حركت اولر و سينماتيك كواترنيوني حركت چرخشي فضاپيما را توصيف مي‌كنند، در حالي كه حركت انتقالي مركز جرم در معادلات مسئله سه‌جرمي محدود شده بيضوي مدل‌سازي شده است. از الگوريتم‌هاي تصحيح براي اصلاح حل‌هاي دوره‌اي مداري و وضعيتي در اين مدل استفاده شده است. چگونگي استفاده از نگاشت پوينكار و روش جستجوي باقي‌مانده براي يافتن حدس‌هاي اوليه براي الگوريتم تصحيح شرح داده شده است. با فرض اين‌كه فضاپيما در حال گردش در مدارهاي لياپانوف و دورگرد است، از اين روش‌ها براي يافتن پاسخ‌هاي دوره‌اي در سيستم خورشيد-زمين و زمين-ماه براي فضاپيمايي با مشخصه‌هاي ساختاري مختلف، استفاده شده است. ساختار غني از راه حل‌هاي دوره‌اي ممكن، فضاي راه‌حل‌ها را در مسئله سه‌جرمي محدود شده بيضوي جذاب مي‌كنند. تحليل پايداري راه حل‌هاي دوره‌اي همبسته در اين تحقيق گنجانده شده است. در ميان راه‌حل‌هاي محاسبه شده، رفتارهاي چرخشي پايدار و رفتارهايي كه به آهستگي واگرا مي‌شوند، وجود دارند و ممكن است برنامه‌هاي جالب ماموريتي را ارائه دهند. محصول حل‌هاي دوره‌اي طبيعي اطلاعات ارزشمندي است كه باعث كنترل راحت‌تر مدار و وضعيت فضاپيما مي‌شود. حفظ موقعيت و كنترل وضعيت فضاپيما در هر حال مورد نياز است، علي‌رغم اين مهم، هزينه كنترل پايين‌تر موجب افزايش طول عمر كارآمد فضاپيما مي‌‌شود. فرضي كه در اين‌جا براي بررسي مسئله در نظر گرفته شده، بسيار نزديك به شرايط واقعي ماموريت‌هاي فضايي است، بنابراين، اين نتايج مي‌توانند براي طراحي ماموريت‌هاي جديد به كار برده شوند.

1398/11/07

coupled orbit-attitude dynamics of spacecraft in elliptic restricted three-body problem

1/25/2020 12:00:00 AM

Spacecraft orbital path design leverages multi-body dynamical environment that are generally founded on a comprehension of restricted three-body problem. Given the more accurate and complex dynamical conditions, mission applications may likewise profit by more profound understanding into the spacecraft orientation. In this investigation, the rotational motion are combined with the orbital motion in the Elliptic Restricted Three-Body Problem (ER3BP). In a profoundly delicate dynamical model, such as the orbit-attitude ER3BP, periodic solutions permit description of the fundamental dynamical structures. Periodic behaviors are also a part of motions that are bounded over an infinite time-span, without the necessity to integrate and incorporate over an infinite time interval. Euler's equations of motion and quaternion kinematics describe the attitude motion of the spacecraft, whereas the translation of the center of mass is modeled in the ER3BP equations. Correction algorithms are employed to target orbit-attitude periodic solutions in this model. Application of Poincare mapping, and residual search method to identify initial guesses for the targeting algorithm is described. In the Sun-Earth system and Earth-Moon system, delegate situations are investigated for symmetric spacecraft with various inertia ratios, assuming that the spacecraft revolving in Lyapunov, halo as well as Distant Retrograde Orbits (DRO). A rich structure of conceivable periodic solutions appears to pervade the solution space in the coupled ER3BP. The stability analysis of the elementary periodic solutions is included. Among the computed solutions, marginally stable and slowly diverging rotational behaviors exist and may offer interesting mission applications. Natural periodic solutions are valuable information that facilitate spacecraft orbital and attitude control, however, orbit control and attitude control will be needed anyhow, but, lower control cost eventuate in longer functional lifetime of spacecraft. The problem assumption considered in this paper is much closer to real missions conditions, thus, these results could exert for novel mission design.